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34-23 备用罗盘系统
飞机的备用罗盘系统主要包含以下部件：
?驾驶舱仪表板上的综合电子备用系统(EIS)—在一个单独的显示器上显示虚拟的地平线,高度表和空速信息,
?磁备用罗盘－安装在两块风挡的中间。
如果主飞行数据系统失效或不可用时，可以使用备用罗盘系统进行导航。
34-15 大气数据系统（ADS）
大气数据系统包含以下部件：
?4个 ADSP
?2 个 TAT 探头
?指引面板—设置压力
?MAU硬件:
－I/O模块
－处理器模块上的三个大气数据应用软件
电子显示系统（EDS）
ADS通过ASCB总线将高度，速度和其它数据传递给EDS,然后显示在PFD上。
大气数据系统结构图
综合皮脱/静压/AOA传感器(ADSP)
大气数据计算机(ADC)
TAT探头
智能探头和TAT探头的防冰
ADS的 校准气压设定
转换模式
ADS系统诊断测试
系统诊断测试菜单
通过以下操作，从维护菜单进入系统诊断菜单：
?使用CCD2触摸屏移动光标到系统诊断软键处
?按压CCD2的确认键,选择系统诊断软键
?进入系统诊断菜单,按照ATA章节顺序列出了所有包含的系统。
34-26 惯导系统（IRS）
惯导系统（IRS）
每一惯导系统（IRS）包括一部微型惯导组件（IRU），安装架，和飞机个性化模块（APM）。IRU安装在前电子舱，如图所示。每部IRU安装在一个专用的安装架上，由两个压紧螺杆固定在安装架上。
微型惯导组件（IRU）
IRU的主要功能是感受和计算飞机的俯仰，横滚和偏航轴的线加速度和角速度。这些数据用来显示俯仰和横滚状态和计算导航数据。IRU内部包含六个传感器，三个环行激光陀螺测量俯仰，横滚和偏航轴的角运动，三个加速度计测量俯仰，横滚和偏航轴的线运动。
电源
IRU1由ESS BUS 1提供主电源，ESS BUS 2提供备用电源。
IRU2由DC BUS 2 提供主电源，DC BUS 2提供备用电源。
两部IRU采用独立电源构型，防止不同的电源总线出现交叉故障。
电子显示系统（EDS）
姿态信息由Generic I/O 通过ASCB-D总线，传到EDS，然后显示在PFD上。
姿态显示
俯仰带
横滚刻度
34-26-03 IRS操作和指示
初始化位置
惯导元件需要进行系统初始化（输入经度和纬度）。
初始化可以通过以下两个途径完成：
1． 通过MCDU向FMS人工输入经度和纬度；
2． 由GPS自动完成初始化。
方式1优先级高于方式2。
MCDU位置初始化页面
从NAV IDENT或POS SENSORS页选择POS INIT对应的行选键，就可以初始化FMS。
POS INIT页面列出了可以行选初始化FMS的位置数据，用LOAD来提示。所有列出的位置都可以用来初始化，机组也可以输入相应的经/纬度或选择2L键输入参考航路点。
另外，惯导组件从大气数据系统（ADS）接收大气数据信息，例如：高度，高度变化率，真空速。IRU收集这些信息，计算出机身框架，本地水平面框架，地球框架的参数。
转换功能
机长侧PFD的主数据源是IRS1，副驾驶侧PFD的主数据源是IRS2。
按压转换面板上的IRS键，可以进行数据源选择（转换）。
按键点亮则表示选择了非主数据源，PFD显示选择的数据源，反之，PFD显示主数据源。
微惯性导航飞机个性化模块（APM）
APM可以进行编程，包含了构型和安装数据。APM使设备制造原厂使用通用件号的IRU来进行不同的性能选择变的更加容易。APM还简化了不同构型的库存，简化了电子台架调整欧拉角的操作。
APM文件包含以下信息：
-飞机类型/序号/SDI
-编程MAGVAR选择
-编程专用IRU电瓶选择
-安装的未对准的欧拉角
-输出滤波器特性
-输出飞机特殊数据
-CRC
APM初始编程是台架校准程序里的一部分,无须修改特殊的数据就能改变构型。
不正常操作/CAS信息
IRS采用如下设计：一旦正常的飞机电源中断或电源短暂失效，IRS将转换到备用电源，使用备用电源工作，不会造成IRS性能下降。两部IRU电源采用不同的主用电源和不同的备用电源，一旦一部IRU电源失效，另一部IRU不会同时发生电源失效。
一旦方式故障，电源失效或IRU故障，受影响的一侧操纵台可以通过转换面板上的IRS键选择另一侧的系统，
同时， CAS区将显示信息警示机组。CAS信息的优先级和机组需要采取的措施如下表所示。
34-31 无线电高度表系统
概述
ERJ190飞机上，一部无线电高度表系统是机载基本系统。第二部无线电高度表系统是选装的。
ERJ190的无线电高度表系统给机组在飞机进近和着陆阶段提供可靠的，精确的绝对高度，
范围是-20ft－2500ft。
LRU
ERI190的每部无线电高度表系统包括一部安装在架子上的收发机，一个构型模块，一部接收天线，一部发射天线。
安装位置
ERJ190的第一部无线电高度表系统收发机（R/T）安装在后货舱，靠近货舱门的左边，构型模块安装在R/T#1的边上，两部天线安装在中部机身III的下部。
选装的第二部无线电高度表系统的收发机（R/T），安装在后货舱，靠近货舱门的右边，第二部构型模块安装在R/T#2的边上，两部天线安装在中部机身III的下部。
天线的位置保证可以在正常的俯仰、横滚极限位置可以有效的工作。
接口
构型模块接口
构型模块提供给收发机零英尺偏离信号。
TCAS接口
TCAS通过ARINC429总线接收无线电高度表系统的无线电高度数据，和 “Radar Altitude Valid”信号。
TCAS使用无线电高度数据来禁止下降决断咨询。
MAU接口
MAU的Generic I/O模块通过ARINC429总线接收收发机来的无线电高度。Generic I/O模块包含标准接口电路，用来与背板总线传输数据。接口电路完成数据分配，数据完整性检查，和数据源标记。背板总线是并联的高容量通用总线，用于MAU内各模块和网络接口控制器之间的数据传输。MAU内的网络接口控制器是一个专用的模块，用于背板总线与外部ASCB网络的接口。
ASCB网络提供MAU和DU之间的通讯，使无线电高度显示在PFD上。
EGPWS接口
ERJ190的无线电高度表系统通过ASCB网络与EGPWS连接。EGPWS采用无线电高度，飞机下降速率，地形变化作为关键参数。
DVDR接口
ERJ190的无线电高度表系统通过ARINC717总线与DVDR连接。无线电高度是DVDR必须记录的强制类的参数。
AMDS接口
飞机诊断和维护系统（AMDS）包含在MAU内，无线电高度表系统和AMDS系统连接，使维护人员可以查看和重现系统故障和排故信息。
正常工作
ERJ190的无线电高度表系统是连续工作系统，无线电高度表系统给机组在飞机进近和着陆阶段提供可靠的，精确的绝对高度，范围是-20ft－2500ft。
如果安装了两部RA，左PFD显示1＃RA,右PFD显示2＃RA。
机组能通过指引面板（GP）上的最小RA/BARO旋钮选择决断高度（DH）。两部PFD上显示决断高度（DH），用“RA”标记。在进近时，DH显示在黑框内或显示”MIN”：当无线电高度小于或等于决断高度DH加上50英尺时，显示黑框；当无线电高度到达决断高度（DH）时，显示“MIN”。
不正常工作
安装双RA系统时，如果一部RA失效，仅仅是受影响的一侧PFD显示消失，指示故障信息。
一旦一部主发电机失效，则正常工作的主发电机将通过转换整流器(TRU)向两部直流汇流条供电，不会影响RA的显示。APU发电机也能承担失效发电机工作，不会影响RA的显示。
一旦一个TRU失效，则正常工作的TRU将向两部直流汇流条供电，也不会影响RA的显示。仅当两部TRU均失效时，RA显示才会消失，此时，机组必须依靠飞机上的其它高度源，例如，气压高度，下滑道等。
34-32无线电导航
简介
甚高频导航(VHF NAV)系统使用机载设备和地面台配合,为飞机飞行中导航,进近/着陆,区域引导功能提供数据。
概述
VHF NAV系统是精确的仪表着陆系统(ILS),提供以下数据:
?VOR：在飞行中导航,点对点导航,区域导航时使用
?LOC/G/S：进近和着陆引导时使用
?MB：在离跑道端有一段距离时使用
VHF NAV系统包含以下元件：
?VHF NAV模块
?VOR/LOC天线
?MB天线
?MB天线分配器
?G/S天线
飞机有两部VHF NAV系统。每部系统有一个VHF NAV模块（航线可更换模块LRM）。VHF NAV 1的模块安装在前电子舱的MRC 1中。VHF NAV 2的模块安装在中间电子舱的MRC 2中。
VHF NAV系统可以通过MCDU或CCD和PFD来调谐。MCDU是主控制器，CCD 和PFD是次控制器。
VHF NAV 1由DC ESS BUS 1供电。VHF NAV 2由DC BUS 2通过SPDA2供电。
ADF系统简介
ADF使用机载设备和地面台配合,为飞机飞行中导航,进近/着陆,区域引导功能提供方位数据。
ADF元件
ADF模块是航线可更换模块（LRM）,安装在MRC中。ADF模块后部插头连接到MRC的背板，提供RCB(Radiao Interface Module)与NIM (Network Interface Module)的接口。NIM提供ASCB (Avionics
Standard-Communication Bus), ARINC (Aeronautical Radio Incorporated)-429 总线,数字音频总线和其它飞机系统的接口。ADF模块后面还有一个的壳形插头，前面板有50欧姆同轴电缆接头连接到ADF天线。
ADF模块包含以下电路：
?AM 接收器
?BFO(Beat Frequency Oscillator)
?+28VDC电源
?音频电路
ADF模块提供相应的方位数据，采用ARINC-407同步数据，SIN/COS数据，RS-422数据形式。
ADF模块有两个带宽模式：
?窄波模式：减少了导航中不必要的噪音信号；
?宽波模式：提高了话音信号的质量。
提示：为了提高BRG精确度，推荐使用窄波模式。
飞机上安装了两部ADF模块。ADF1安装在MRC1中，位于前电子舱。ADF2安装在MRC2中，位于中电子舱。
DME系统简介
DME系统计算电波脉冲对地面台发射和接收的时间差，利用时间差计算飞机到地面台的距离，地速，到地面台的时间。DME系统还提供莫尔斯码识别数据。
DME能同时跟踪四个通道，提供相应的斜距，地速，到地面台的时间，地面台识别码。另外两个通道跟踪预设的地面台识别码，以便能快速识别预设的地面台。DME的频率调节自动与VOR/LOC频率匹配。
DME通过ASCB与EDS和FMS连接。DME的识别音频信号通过数字音频总线发送到机载音频系统。
DME系统包含以下部件：
?DME模块
?DME天线
DME模块
DME模块是航线可更换模块（LRM）,安装在MRC中。DME模块通过MRC背板内无线电控制总线（RCB）与NIM连接。NIM提供与ASCB和数字音频总线的接口。DME模块前面板有50欧姆同轴电缆接头连接到ADF天线。
E190安装了两部DME模块。DME1安装在MRC1中，位于前电子舱。DME2安装在MRC2中，位于中电子舱。
DME模块包含以下电路：
?+28VDC电源
?发射器/接收器
?音频电路和IDENT输出
?共用抑制电路
?自测试电路
DME模块是六通道收发机,能同时跟踪四个通道，提供相应的距离，地速，到地面台的时间，地面台识别码。FMS使用四个DME通道中的两个，剩下的两个通道控制和显示距离，地速，到地面台的时间，地面台识别码。识别音频信号通过数字音频总线传输给数字音频面板（DAP）。
两个预设识别码通道能够立即对识别数据解码。VOR通道即预设通道，一旦VOR通道建立后，DME模块立即进行即时搜索功能。
34-41-01 EGPWS-WS位置和模式
简介
增强型近地警告系统(EGPWS)利用飞机位置,构型,地形数据库信息,提醒机组计划航路上的不安全地形信息。EGPWS系统如果探测到潜在的危险地形，将提供足够的信息和警告,使机组能够采取有效的措施控制飞机不进入危险地形（CFIT）。
EGPWS模块
EGPWS模块在MAU#2内部，由ESS DC BUS #2 供电。
EGPWS接口
EGPWS与以下系统和设备连接：
无线电高度表－无线电高度表提供绝对高度，高度下降率和高度有效信号。
ADCs－ADCs提供未校准的气压高度，校准的气压高度，计算空速，真空速，气压高度变化率和大气静温。
FMS－FMS提供经度，纬度，地速，真航迹，真航向和NAV模式。这也适用于双FMS系统。
起落架－GPWS接收起落架放下/锁定状态的离散信号。
襟翼－襟翼控制组件提供襟翼是否在着陆位置的离散信号。
音响警告组件－音响警告组件接收需要告警的音响信息，同时提供一个离散信号指示下滑道提示信息，此信息可以无限制的取消。
34-42-01 WX RDR位置和接口
简介
ERJ190可以选装WU-660或WU-880的气象雷达系统。
气象雷达系统用于飞行中探测和分析天气状况。
WU-660/ -880气象雷达系统有以下特点:
?重量轻
?X波段彩色数字雷达
?可以显示对地绘制地图
地面操作
气象雷达的热辐射和电磁辐射对人体有害。维护人员应当保持如下安全距离：
－18英寸雷达天线：3.2米
－24英寸雷达天线：4.0米
气象雷达系统安装在机头位置。
气象雷达系统
气象雷达系统包括集成接收/发射/天线组件(RTA)和两部虚拟气象雷达控制器。
RTA安装在机头位置，虚拟气象雷达控制器包括CCDs和MFDs上气象信息下面的WX方式信息显示。
气象雷达系统由SPDA1 的DC BUS 1提供的28VDC供电，没有备用电源。一旦电源失效，气象雷达将失效。
PFD WX显示
按压指引/显示控制面板(GP)上的WX按钮,PFD上就会显示气象雷达信息。机长一侧的GP显示控制部分控制机长侧的PFD,副驾驶一侧的GP显示控制部分控制副驾驶一侧的PFD。两部PFD的显示相互独立。
气象雷达正常操作
地面操作
当飞机（WOW=true）在地面时，选择WX或GMAP，RTA将处于 FSBY方式，发射电路将不工作。
如果飞机在地面起飞前需要监控一下天气状况，机组可以选择FSBY OVRD方式，强制RTA工作。FSBY OVRD方式只能在地面选择，不能在空中选择。
测试功能：
RTA
RTA基座电插头的两侧有两个开关，分别是”XMIT”和“SCAN”，正常情况下，两个开关都至于“ON”位。
这两个开过的功能是：
?XMIT开关
当XMIT开关在OFF位时，发射电路不工作，这是雷达的一个安全措施。地面维护检查和操作雷达时，XMIT选择OFF位，气象雷达天线不会发射微波信号。
?SCAN开关
当SCAN开关在OFF位时,天线不扫描转动，这是雷达的一个安全措施。地面检查时可以使用此开关。
34-52应答机(XPDR)系统
概述/元件位置
应答机（XPDR）系统是双同道,S模式差分系统。XPDR发射飞机识别码，气压高度信息。
飞机和ATCRBS地面台使用XPDR的数据，防止飞机冲突。XPDR系统和TCAS系统配合工作。
XPDR系统包括以下部件：
?XPDR模块
?XPDR上部/下部天线
拆/装
飞机上安装了两部XPDR模块和两套上部/下部天线。XPDR 1 模块安装在MRC 1中，位于前电子舱；XPDR 2 模块安装在MRC 2中，位于中央电子舱。
工作方式
STANDBY－XPDR系统处于通电状态，但是不发射高度数据。在CDU的RADIO 1/2页选择STANDBY方式。
ALT-OFF－XPDR系统发射A模式和S 模式的应答信号，但是不发射高度数据。
ALT-ON －XPDR系统发射A模式，C模式和S 模式的应答信号，同时发射高度数据。
TA ?－TCAS在TA方式。
TA/RA－TCAS在TA/RA方式。
34-43 TCAS系统
概述
TCAS计算机
TCAS安装在前电子舱里。
TCAS天线
接口
TCAS在MFD上的显示
TCAS显示控制
TCAS在PFD上的显示
自测试
TCAS可以通过两种方法进行自测试。第一种是通过MCDU,另外可以在TCAS计算机前面板直接进行。
?用MCDU进行自测试
进入TCAS测试页，按压TACS自测试功能对应的行选键。
?在TCAS计算机前面板进行测试
按压TCAS计算机前面板上“PUSH TO TEST”按钮，进行自测试
－前面板上所有的灯亮3秒，进行灯测试；
－3秒后，“TCAS PASS”绿灯亮10秒，如果没有红色故障灯亮，表示测试通过。
34-56 GPS系统
GPS系统是机载12通道卫星接收器,监控 NAVSTAR卫星信号。GPS是FMS主要的导航数据源。
GPS包括以下部件：
?GPS接收模块
?GPS天线
飞机上有两部GPS接收模块。一部安装在MAU 1内，另一部安装在MAU 3内。每一接收模块有一部GPS天线。
两部GPS天线都安装在中间机身II的顶部。
34-60 FMS
简介
PRIMUS EPIC? FMS 综合系统为驾驶舱显示和飞行控制系统提供数据。
FMS功能：
?飞行计划
?导航
?性能计算
?数据库和余度管理
FMS提供完整的飞行计划，包括预计的燃油和时间。一旦设定好程序，FMS能为自动驾驶系统提供控制输出，使飞机能够沿计划航路飞行。FMS还为EDS提供飞行计划和状态信息的显示。
所有的数据通过ASCB-D传输给FMS。FMS与MCDU连接，从PFD和装载机接收输入。
FMS元件
?两部FMS MCDU安装在中央控制台上，两部MCDU可以互换。
?数据装载机安装在左侧的控制台，在机长座位的左侧。
?MAU安装在前和中电子舱。
FMS元件电源：
?FMS 1功能驻留在MAU2 内的NIC处理器模块内，由DC BUS 2供电
?FMS 2功能驻留在MAU3 内的NIC处理器模块内，由ESS BUS 1供电
FMS系统图，接口
数据库
数据装载
通过数据装载仪安装数据库或者保存存储的信息数据库。FMSs之间还可以进行交叉装载。
不正常操作
如果飞机安装了两部FMS系统，因为某种原因一部FMS不工作，那么机组可以依靠剩下的FMS完成所有的功能。
如果两部FMS都故障了，或飞机仅安装了一部FMS系统，系统故障了，那么机组可以依靠其它导航仪表实现原来由FMS提供的信息。
一旦一部FMS失效或者不能完成所需的操作，将在EICAS上的CAS区里出现相应信息。
对双FMS系统构型，如果一部FMS失效，剩下的FMS将由其对应的MCDU控制。
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天津鸿图夏季特惠班火热招生！！！
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每天五小时努力一月，4.23日终于4级了（想
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发表于 2010-12-30 08:51:07